一种适用于圆轨道卫星的星上自主轨道外推方法技术

本发明专利技术公开了一种适用于圆轨道卫星的星上自主轨道外推方法，其利用地面注入的平根数，采用简化的外推模型，由星载计算机轨道处理模块根据该简化的外推模型自主外推，且自主外推过程中仅考虑地球引力场摄动中的J2项摄动，忽略含偏心率e的所有项。该方法可应对因卫星姿态机动而导致GPS轨道数据输出不连续的情况，通过星载计算机轨道处理模块中的软件自主外推，实现星上轨道连续可用，同时还需适应星上计算机处理能力的约束。

【技术实现步骤摘要】
一种适用于圆轨道卫星的星上自主轨道外推方法
本专利技术涉及天体力学中的卫星轨道预报
，具体涉及人造卫星在轨轨道处理以及轨道力学中的分析方法外推。
技术介绍
目前，卫星的高精度测定轨以及轨道外推技术都是通过地面专门定轨系统以及高速的数值计算机进行，计算模型复杂，计算精度高。卫星上天后，其轨道数据或者由GPS接收机获得，或者由地面上注根数进行简单外推，前者在卫星复杂指向的情况下易造成导航星不可见，从而导致轨道数据不连续，后者则由于外推模型过于简单，导致轨道数据精度变差。然而，星上轨道是为姿态控制系统服务的，对精度的要求因任务而异，高精度的星上自主的数值方法外推技术，用于星上自主处理需耗费较多的硬件资源，由此可见需要一种合理简化的自主外推方案，使其既满足姿控系统的精度要求，又满足星务系统的计算能力约束，并减少上注数据量。
技术实现思路
针对卫星姿态机动而导致GPS轨道数据输出不连续问题，本专利技术的目的在于提供一种适用于圆轨道卫星的星上自主轨道外推方法，实现在满足星务系统计算能力约束的情况下，满足姿态控制系统的精度要求。为了达到上述目的，本专利技术采用如下的技术方案：一种适用于圆轨道卫星的星上自主轨道外推方法，所述外推方法利用地面注入的平根数与简化的J2外推模型，由星载计算机轨道处理模块根据该简化的J2外推模型自主外推，且自主外推过程中仅考虑地球引力场摄动中的J2项摄动，忽略含偏心率e的所有项。在该外推方法的优选方案中，所述外推方法具体实现时在给定J2000.0坐标系中的初始轨道平根数的前提下，利用简化的J2外推模型，其过程如下：1、根据给定的初始时刻t0的平根数计算任意时刻t的平根数2、在计算得到t时刻的平根数后，再利用该平根数计算t时刻的瞬时根数σ；3、利用步骤（2）计算得到的t时刻的瞬时根数σ计算t时刻的卫星在J2000.0坐标系下的位置、速度进一步的，所述t时刻若小于t0时刻，实现向t0时刻以前外推。进一步的，所述步骤（1）中通过如下公式计算t时刻的平根数其中，上式中，Ω1、ω1、M1、λ1=M1+ω1为计算过程中的中间变量，为轨道摄动的一阶长期项，J2=1.0823×10-3为地球引力场摄动常数。进一步的，所述步骤（2）中通过如下公式计算t时刻的瞬时根数σ：其中，Δσs的表达式如下：上式中，Δas、Δis、ΔΩs、Δξs、Δηs、Δλs为t时刻的瞬时轨道根数的短周期项部分。进一步的，所述步骤（3）中通过如下公式计算相应的位置、速度其中：p=a(1-e2)其中u的计算方法如下：ω=atan2(-η,ξ)M=λ-ωf=M+2esinMu=ω+f其中，atan2为二维反正切函数，式中的其余符号为计算过程中的中间变量。根据上述方案形成的星上自主轨道外推方案既节省星上资源，又能满足星上姿控系统的要求，计算过程中仅仅考虑地球引力场的J2项摄动，忽略含偏心率e的所有项，计算极其简单，另外通过仿真分析，选择合理的上注轨道基点间隔，使外推精度满足需求。该方案能够实现既满足姿控系统的精度要求，又满足星务系统的计算能力约束，且对上注数据间隔合理分配，有效减少上注数据量。附图说明以下结合附图和具体实施方式来进一步说明本专利技术。图1为卫星轨道根数及其物理意义表；图2为仿真所选力学模型（LEO）示意图；图3为外推的初始瞬时根数（LEO）；图4为各个平根数的误差（LEO）表；图5为6小时一个点，向前后外推3小时的位置差与速度差-根数加误差（LEO）；图6为1个点向后外推12小时的位置差与速度差-根数加误差（LEO）；图7为1个点向后外推18小时的位置差与速度差-根数加误差（LEO）；图8为一个点向后外推24小时的位置差与速度差-根数加误差（LEO）；图9为误差与时间的关系（LEO）；图10为MEO轨道仿真初始轨道根数；图11为MEO仿真力学模型；图12为MEO轨道单点外推5天位置速度误差；图13为IGSO轨道仿真初始轨道根数；图14为IGSO仿真力学模型；图15为IGSO轨道单点外推5天位置与速度误差；图16为MEO轨道和IGSO轨道外推5天的位置速度误差。具体实施方式为了使本专利技术实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面结合具体图示，进一步阐述本专利技术。卫星的运动可用位置、速度来表示，也可以用6个轨道根数来表示，由于轨道根数能够较清晰地反映卫星的轨道类别，有较明显的物理意义，一般在分析卫星运动的时候，都会用到轨道根数。卫星的轨道根数有6个，其物理意义如图1所示。根数类型为Kepler根数，目前研究卫星运动的所有根数类型都是Kepler根数或其数学变形根数。当卫星的偏心率很小（近圆轨道）时，为了数学计算不出现奇点，经常选择第一类无奇点根数系统：a,i,Ω,ξ=ecosω,η=-esinω,λ=ω+M（1）由于地球形状摄动的影响，卫星的轨道根数包括平值和振动周期项，本专利技术中的星上轨道外推采用了拟平均根数（简称平根数，代表6个轨道根数），其定义如下：上式中的σ代表6个瞬时根数，Δσs代表6个瞬时根数的短周期项，即振动周期项。在轨道计算过程中，为了减小计算量，加快收敛，需要进行物理量无量纲化，这里采用人卫单位系统，即令地心引力常数GM＝1；长度单位采用人卫长度单位，1人卫长度单位＝6378137m（地球赤道平均半径）；时间单位采用人卫时间单位，1人卫时间单位＝806.811570950554sec；地球引力场二阶带谐项系数J2=1.08263×10-3。本专利技术提供的具体方案，基于星上资源有限的情况，仅考虑一阶长期项σ1(忽略J2e2的项及更高阶的项)和一阶短周期项Δσs（忽略J2e2及以上的项)的摄动，在给定J2000.0坐标系中的初始轨道平根数的前提下，由星载计算机轨道处理模块根据简化的J2外推模型，通过人造卫星轨道力学的分析方法进行外推，实现星上轨道连续可用，同时还适应星上计算机处理能力的约束。其实现具体的步骤如下：步骤1，依据利用t0时刻（该t0时刻为一个给定的初始时刻，可以根据实际需要任意给定，此时刻卫星处于初始状态）的平根数计算t时刻（该t时刻为任意一个时刻，其中t-t0即是外推的时间段，可正可负可以为0，t-t0的绝对值越大，模型的差别越大，导致外推的精度越差）的平根数：其中，上式中，Ω1、ω1、M1、λ1=M1+ω1为计算过程中的中间变量，为轨道摄动的一阶长期项，J2=1.0823×10-3为地球引力场摄动常数。步骤2，利用t时刻的平根数计算t时刻的瞬时根数σ：其中Δσs的表达式如下：上式中，Δas、Δis、ΔΩs、Δξs、Δηs、Δλs为t时刻的瞬时轨道根数的短周期项部分。步骤3，利用t时刻的瞬时根数σ计算t时刻的卫星在J2000.0坐标系下的位置、速度其中：p=a(1-e2)u的计算方法如下：ω=atan2(-η,ξ)M=λ-ω（9）f=M+2esinMu=ω+f其中，atan2为二维反正切函数，式中的其余符号为计算过程中的中间变量。对于上述的计算过程中，t可以小于t0，若t时刻小于t0时刻，则表示向t0时刻以前外推。由上可知，本方案中星载计算机轨道处理模块根据该简化的J2外推模型进行外推计算时，无需引入复杂的量级很小的含e的项以及J3、J4项，仅考虑地球引力场摄动中的J2项，忽略含偏心率e的所有项本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种适用于圆轨道卫星的星上自主轨道外推方法，其特征在于，所述外推方法利用地面注入的平根数，由星载计算机轨道处理模块根据简化的J2外推模型自主外推，且自主外推过程中仅考虑地球引力场摄动中的J2项摄动，忽略含偏心率e的所有项。

【技术特征摘要】
1.一种适用于圆轨道卫星的星上自主轨道外推方法，其特征在于，所述外推方法利用地面注入的平根数，由星载计算机轨道处理模块根据简化的J2外推模型自主外推，且自主外推过程中仅考虑地球引力场摄动中的J2项摄动，忽略含偏心率e的所有项；所述外推方法具体实现时在给定J2000.0坐标系中的初始轨道平根数的前提下，利用简化的J2模型外推，其步骤如下：(1)根据给定的初始时刻t0的平根数计算任意时刻t的平根数(2)在计算得到t时刻的平根数后，再利用该平根数计算t时刻的瞬时根数σ；(3)利用步骤(2)计算得到的t时刻的瞬时根数σ计算t时刻的卫星在J2000.0坐标系下的位置、速度2.根据权利要求1所述的一种适用于圆轨道卫星的星上自主轨道外推方法，其特征在于，所述t时刻若小于t0时刻，实现向t0时刻以前外推。3.根据权利要求1所述的一种适用于圆轨道卫星的星上自主轨道外推方法，其特征在于，所述步骤(1)中通过如下公式计算t时刻的平根数其中，上式中，Ω1、ω1、M1、λ1＝M1+ω1既为计算过程中的中间变量，又为轨道摄动的一阶长期项，J2＝1.08263×10-3为地球引力场摄动常数。4.根据权利要求1所述的一种适用于圆轨道卫星的星上自主轨道外推方法，其特征在于，所述步骤(2)中通过如下公式计算...

【专利技术属性】
技术研发人员：吴会英，张永合，尹增山，
申请(专利权)人：上海微小卫星工程中心，
类型：发明
国别省市：上海;31